アトラスII
 アトラスIIロケットの打ち上げ | |
| 関数 | 中型ロケット |
|---|---|
| メーカー | ロッキード・マーティン |
| 原産国 | アメリカ合衆国 |
| サイズ | |
| 身長 | 47.54メートル（156.0フィート） |
| 直径 | 3.04メートル（10.0フィート） |
| 質量 | 204,300 kg (450,400 ポンド) |
| ステージ | 2.5（IABS付き3.5 ） |
| 容量 | |
| LEOへのペイロード | |
| 質量 |
|
| GTOへのペイロード | |
| 質量 |
|
| 関連ロケット | |
| 家族 | アトラス |
| 発売履歴 | |
| 状態 | 引退 |
| 発射場 | ケープカナベラル、LC-36ヴァンデンバーグ、SLC-3 |
| 総打ち上げ数 | 63 ( II: 10、IIA: 23、IIAS: 30) |
| 成功 | 63 |
| 初飛行 | II: 1991 年 12 月 7 日IIA: 1992 年 6 月 10 日IIAS: 1993 年 12 月 16 日 |
| 最終便 | II： 1998年3月16日IIA： 2002年12月5日IIAS： 2004年8月31日[ 2 ] |
| 乗客または貨物を運ぶ | SOHO (アトラス IIAS) TDRS (アトラス IIA) |
| 第一段階 | |
| 搭載 | 1 × RS-56 -OSA |
| 最大推力 | 386 kN (87,000 lb f ) |
| 比推力 | 316秒（3.10 km/s） |
| 燃焼時間 | 283秒 |
| 推進剤 | RP-1 /液体酸素 |
| ブースター – MA-5A | |
| ブースターなし | 2 |
| 搭載 | 1 × RS-56 -OBA |
| 総推力 | 2,093.3 kN (470,600 lb f ) |
| 比推力 | 299秒（2.93 km/s） |
| 燃焼時間 | 172秒 |
| 推進剤 | RP-1 /液体酸素 |
| ブースター（アトラス IIAS のみ） –カストル 4A | |
| ブースターなし | 4 |
| 最大推力 | 433.7 kN (97,500 lb f ) |
| 総推力 | 1,734.8 kN (390,000 lb f ) |
| 比推力 | 237.8秒（2.332 km/s） |
| 燃焼時間 | 56秒 |
| 推進剤 | HTPB [ 3 ] |
| 第2段階 –ケンタウロスII | |
| 搭載 | RL-10A ×2個 |
| 最大推力 | 147 kN (33,000 lb f ) |
| 比推力 | 449秒（4.40 km/s） |
| 燃焼時間 | 392秒 |
| 推進剤 | LH 2 / LOX |
| 第3段階（オプション） – IABS | |
| 搭載 | R-4D ×2台 |
| 最大推力 | 980 N (220 lb f ) |
| 比推力 | 312秒（3.06 km/s） |
| 燃焼時間 | 60秒 |
| 推進剤 | N 2 O 4 / MMH |
アトラス II は、 1950 年代の成功したアトラス ミサイルプログラムから発展したアトラスファミリーの打ち上げロケットのメンバーでした。アトラス II はアトラス Iの直接的な発展型で、より長い第 1 段燃料タンク、より高性能なエンジン、およびストラップオン式固体ロケット ブースターのオプションを特徴としています。低地球軌道、静止トランスファ軌道、または静止軌道にペイロードを打ち上げるように設計されました。1991 年から 2004 年の間に、アトラス II、IIA、および IIAS モデルの 63 回の打ち上げが実行され、63 回すべてが成功したため、アトラス II は非常に信頼性の高い宇宙打ち上げシステムになりました。アトラス ラインは、2000 年から 2005 年まで使用されたアトラス III、および2025 年の時点でまだ使用されているアトラス Vに引き継がれました。
背景
1988年5月、アメリカ空軍は、中型ロケットII（MLV-II）プログラムの下で、主に国防衛星通信システムのペイロードを打ち上げるために、アトラスIIロケットの開発をジェネラル・ダイナミクス（現ロッキード・マーティン）に委託した。 [ 4 ]民間および米国政府への追加販売により生産量が増加し、60機以上のロケットが製造・打ち上げられた。
アトラスIIはアトラスIから開発され、アトラスIに比べて数多くの改良が施された。[ 5 ]
アトラスIIは、フロリダ州ケープカナベラル宇宙軍基地の第36発射施設と、カリフォルニア州ヴァンデンバーグ宇宙軍基地の第3E発射施設から打ち上げられました。いずれの打ち上げも成功しました。
デザイン
アトラスIIは、両段に高推力エンジンと長尺燃料タンクを採用することで、初期のアトラスIよりも高い性能を実現しました。推力、エンジン効率、そして燃料容量の向上により、アトラスIIは6,100ポンド（2,767kg）のペイロードを静止トランスファ軌道（GTO）へ打ち上げることが可能となり、後期型ではさらに大型化されました。[ 5 ]
アトラスIIは、前身のアトラスIに比べて電子機器のコストが低く、飛行コンピュータが改良され、燃料タンクも長くなっていた。[ 6 ]
アトラスII第一段
アトラスII第一段は、直径3.05メートル（10.0フィート）、長さ24.90メートル（81.7フィート）であった。この段は、 156トン（344,000ポンド）のRP-1と液体酸素を燃焼する3基のRS-56ロケットエンジン（デルタIIロケットのRS-27主エンジンから派生）によって駆動された。2基のブースターエンジンはRS-56-OBA型（両エンジンと後部スカートの完全なアセンブリはMA-5Aと呼ばれた）で、推力は高いが効率は中程度であった。サステイナー（中央）エンジンはRS-56-OSA型で、ブースターエンジンよりも推力ははるかに小さいが、高高度での効率は高かった。
アトラスI（および以前のすべてのアトラスモデル）の第1段で使用されていたバーニアエンジンは、アトラスIIではヒドラジン燃料のロール制御システムに置き換えられました。このシステムは第1段と第2段の間の中間段に搭載され、小型スラスタを用いて機体のロールを制御しました。[ 1 ] [ 7 ] [ 8 ]アトラスIと比較して、アトラスIIの第1段は2.7メートル（8フィート10インチ）高くなりました。[ 9 ]
アトラスIIは「1.5段」方式を採用した最後のアトラスロケットであり、打ち上げ時に3基のRS-56エンジン全てに点火し、上昇中に2基のRS-56-OBAサイドエンジンとその支持構造を切り離す方式を採用した。2基のRS-56-OBAエンジンはMA-5Aと呼ばれる単一ユニットに統合され、共通のガス発生器を共有していた。これらのエンジンは約164秒間燃焼した後、加速度が約5.0～ 5.5Gに達した時点で切り離された。第1段の中央サステナーエンジンであるRS-56-OSAは、切り離し後さらに125秒間燃焼した。RS-56-OBAよりも高高度での効率に優れていた。[ 10 ] [ 7 ]
IIASバージョンでは、第一段に4基のカストル4A固体ロケットブースターを搭載するオプションも用意されており、各ブースターは56秒間、478.3 kN（107,500 lb f）の追加推力を提供する。最初の2基のブースターは打ち上げ時に点火され、残りの2基は最初の2基が燃焼した後に点火された。両ブースターは、それぞれの燃焼後まもなく切り離された。[ 11 ]
ケンタウルスII上段
アトラスIIの第二段であるセントールIIは、セントール上段の30年以上にわたる飛行と改良の成果である。セントールIIは2基のRL-10A -3-3Aエンジンを搭載し、液体水素と液体酸素を燃焼させた。前身のセントールIよりも0.9メートル長い推進剤タンクを備え、段の推進剤量が増加し、より高い性能が得られた。セントール内の推進剤は超低温であるため、タンク内の推進剤の沸騰を軽減するために、段の外側の金属外板に発泡断熱材が設置された。セントールIIの発泡断熱材は段の側面に恒久的に取り付けられていたが、以前のバージョンの段（セントールIを含む）は飛行中に断熱パネルを投棄していた。[ 1 ]
セントールII上段（他のすべてのセントール型と同様に）は、圧力安定化推進剤タンク設計と極低温推進剤を採用した。2つのステンレス鋼製推進剤タンクは共通の隔壁で分離されており、これにより質量が抑えられていた。セントールIIは全長10.1メートル（33フィート）で、約17トン（37,000ポンド）の燃料を搭載していた。また、この上段には12基の27N（6.1ポンド）ヒドラジンスラスタが搭載され、エンジン点火前に上段の姿勢を定め、推進剤を安定させる役割を果たした。[ 7 ]
IIAおよびIIAS型では、アトラスは2基のRL-10A -4エンジンを搭載したセントールIIA型を採用しました。これはRL-10A-3-3A型よりも高い推力と効率を実現していました。2基のエンジンには伸縮式ノズルを装備することができ、効率と性能の向上を実現しました。[ 12 ]
セントーアIIはさらに改良されてセントーアIIIが作られ、アトラスIIIに搭載され、現在もアトラスVに搭載されて飛行を続けている。アトラスIIはデュアルエンジンのセントーアのみを搭載した最後のアトラスロケットであり、将来のロケットではセントーアに1基または2基のRL-10エンジンを選択できることになった。[ 13 ]しかし、ヴァルカンロケットに搭載されたセントーアVは2基のRL-10エンジンのみを使用する。[ 14 ]
- Centaur 2Aの写真:
- Centaur IIA がGOES-Lの打ち上げのため発射施設 36A に到着。
- アトラス II ブースターと結合する前の Centaur IIA。
- セントールIIAのRL-10エンジンのクローズアップ画像。
- TDRS-I の打ち上げに使用される Centaur IIA が統合のために解除されました。
- TDRS-I ミッション用の Centaur IIA がケープ カナベラルの Hangar J で検査されています。
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統合されたApogeeブーストステージ
統合アポジ・ブースト・ステージ（IABS）はオプションの上段ロケットで、アトラスII 、後にデルタIVに搭載された国防衛星通信システムIII衛星（トランスステージまたは慣性上段ロケットを使用して直接静止軌道に投入されるように設計されていたため、静止トランスファー軌道の遠地点で独自に循環燃焼を行うことはできなかった）の打ち上げ時に、アポジ・キック・ステージとしてのみ使用された。IABSは2基のR-4Dエンジンで駆動され、ペイロードを展開する前に最大12日間軌道上で動作することができ、ミッション計画の柔軟性を高めた。IABSは直径2.9m、長さ0.68mで、乾燥質量275kgの推進剤を1303kg搭載した。
ペイロードフェアリング
アトラスIIには3種類のフェアリングモデルが用意されていた。[ 7 ]
- 中型、直径3.3メートル（11フィート）、高さ10.4メートル（34フィート）、質量1,409キログラム（3,106ポンド）
- 直径4.2メートル（14フィート）、高さ12.2メートル（40フィート）、質量2,087キログラム（4,601ポンド）の大型の
- 拡張時、直径4.2メートル（14フィート）、高さ13.1メートル（43フィート）、質量2,255キログラム（4,971ポンド）
ミディアム・バージョンはアトラスIIでは一般的に使用されませんでしたが、初期のアトラスロケットでは頻繁に使用されました。ラージ・フェアリングとエクステンデッド・フェアリングのオプションは、後にアトラスIIIおよびアトラスVロケットにも使用されました。アトラスVでは、これらのフェアリングは400シリーズの一部であり、さらに延長されたオプション（「エクストラ・エクステンデッド」）が用意されていました。[ 15 ] 4メートルのアトラス・フェアリングは2022年に最後に飛行しました。 [ 16 ]
アトラスIIロケットは、中型フェアリングを搭載した場合、最も軽量であったため、最も多くのペイロードを軌道に乗せることができました。同様に、大型フェアリングや拡張フェアリングを搭載したロケットは、ペイロード容量に若干の影響を受けました。
バージョン
Atlas II は 3 つのバージョンに開発されました。
アトラスII
オリジナルのアトラスIIは、アトラスIとその前身機をベースに開発されました。アトラスIよりも長い燃料タンクと改良された電子機器により、優れた性能を発揮しました。アメリカ空軍の中型ロケットIIプログラムの一環として設計されました。このバージョンは1991年から1998年まで飛行しました。[ 1 ]
アトラスIIA
アトラスIIAは、商業打ち上げ市場向けに設計されたアトラスIIの派生型である。主な改良点は、セントール上段のエンジンをRL10 A-4から変更したことで、これにより上段の性能とペイロード能力が向上した。[ 7 ] IIA型は1992年から2002年まで飛行した。[ 12 ]
アトラスIIAS
アトラスIIASはIIAとほぼ同一であったが、性能向上のため、カストル4A固体ロケットブースター4基を追加した。これらのブースターは2基ずつ点火され、1基目は地上で点火、2基目は最初の2基が分離した直後に空中で点火された。その後、半段ブースター部分は通常通り分離した。[ 7 ] IIASは1993年から2004年まで、IIAと並行して使用された。[ 11 ]
仕様
- 主要請負業者：ロッキード・マーティン（機体、組立、航空電子機器、試験およびシステム統合）[ 17 ]
- 主な下請け企業：ロケットダイン（第一段エンジン）、プラット・アンド・ホイットニー（第二段エンジン）、ハネウェル・アンド・テレダイン（航空電子機器）、チオコール（固体ロケットブースター）[ 7 ]
- エンジン:
- 推力：494,500 lbf（2,200 kN）
- 長さ：最大156フィート（47.54メートル）、エンジンクラスターの高さ16フィート（4.87メートル）
- コア直径：10フィート（3.04メートル）
- 総離陸重量：414,000ポンド（204,300 kg）
- フェアリングオプション：3（中、大、拡張）[ 7 ]
- モデル: II、IIA、IIAS
- 発射場：ケープカナベラル（LC-36）およびヴァンデンバーグ（SLC-3E）
参照
参考文献
- ^ a b c d e「アトラスII」。Astronautix。2002年10月15日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2016年1月9日閲覧。
- ^タリク・マリク「アトラス2ロケット最終号、機密扱いの米国衛星を周回」、スペース・ニュース、 2004年8月31日（2014年9月24日アクセス）
- ^ Wade, Mark. 「Castor 4Aエンジン」 astronautix.com . 2016年12月28日時点のオリジナルよりアーカイブ。
- ^ 「ジェネラル・ダイナミクス、50億ドル規模のロケット艦隊を建設」 UPI.com 1988年5月3日. 2022年9月27日閲覧。
- ^ a bウィリアム・ハーウッド（1991年12月7日）「アトラス2ロケット、初打ち上げ」 UPI.com 2022年9月27日閲覧。
- ^ 「Atlas II Factsheet」au.af.mil . 2017年5月1日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2018年9月20日閲覧。
- ^ a b c d e f g h「アトラス・ローンチ・システム・ペイロード・プランナーズ・ガイド」（PDF） . ロッキード・マーティン. 2015年4月21日時点のオリジナル（PDF）からアーカイブ。 2016年1月9日閲覧。
- ^ 「アトラス・ロール・コントロール・モジュール（ARCM）」（PDF） . Aerojet . 2022年11月5日閲覧。
- ^ “Le lanceur Atlas 2” . www.capcomespace.net (フランス語) . 2021年2月14日閲覧。
- ^ 「アトラスIIA(S)データシート」。スペース・ローンチ・レポート。2016年8月13日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2016年1月9日閲覧。
- ^ a b「アトラス IIAS」 .アストロノーティクス。2002 年 5 月 1 日のオリジナルからアーカイブ。2016 年1 月 9 日に取得。
- ^ a b「アトラスIIA」。Astronautix。2002年3月19日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2016年1月9日閲覧。
- ^ 「アトラス3A」。
- ^ 「バルカン」。
- ^ 「アトラスV」。
- ^ "ラスト-4m" . 2022 年 11 月 10 日。
- ^ Spaceflight Now、 Atlas IIAS（2014年9月24日アクセス）
外部リンク
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